(Kaynak: concordesst.com)

Arka kenarda yükseltiler şeklinde asansörler var . Bir delta, gerçekten uzun bir akoru olan kuyruksuz bir uçan kanattır. Herhangi bir uçan kanat gibi, eğim stabilitesi, CG'nin ileriye doğru yunuslama momentini dengelemek için aşağı kuvvet uygulayarak, normal bir asansör / bıçakla aynı işi yapan bir kontrol yüzeyi tarafından yerel arka kenarda oluşturulan aşağı kuvvetle sağlanır. basınç merkezi (bir uçağın bir ucunda C'nin C'si ve diğer ucunda asansörün olduğu bir uçak gerçekten sallantıdan ibarettir).

Yakıt transferi, G'nin C'sini en uygun noktada tutmak için kullanılır arka tarafta aşağı inme kuvvetini oluştururken alınan ceza olan trim sürüklemesini en aza indirmek, böylece aşağı kuvvet yeterli saha stabilitesi için gerekenden fazla olamaz.

Neden kullanmadıklarına gelince. yatay bir dengeleyici, bunun nedeni, yükseltili delta plan formunun sahada gerekli stabilite ve kontrolü sağlaması ve tasarımcıların ayrı bir kuyruk yüzeyinden vazgeçmesine izin vererek ayrı bir kuyruğun sürüklenmesini büyük ölçüde azaltmasıdır (ortadan kaldırmaz, çünkü hala aşağı kuvvet oluşturan yükseltilerden bir sürükleme cezası). Herkesin uçan kanatla gitmesi ile aynı sebepten. Ayrıca, düşük süpersonik sürtünme için çok sayıda taramaya ve yüksek irtifa verimliliği için çok sayıda kanat alanına ihtiyacınız vardır, bu nedenle kuyruksuz bir delta buna uymaktadır.

Bunun bir sınırlaması, daha dar bir CG aralığıdır (daha uzak ve daha fazla kaldıraca sahip olan normal bir kuyruktan daha sınırlı bir ön CG) çünkü yükseltiler kısa bir moment koluna sahiptir, tüm uçuşların bir sınırlaması kanatlar. Yakıtı CG'yi ayarlamak için aktarma yeteneği bu konuda yardımcı olacaktır ve bence Concorde'un mütevazı yolcu yüklemesi, normal bir uçağın başa çıkması gereken CG menzili sorunlarına neden olmadı.

Kılavuzun gösterdiği gibi, Concorde'un trimi gelenekseldi (yakıt transferiyle değil) ve kontrol yüzeyleri beklendiği gibi boş konuma kaydırıldı (işte bir şematik).

Yakıtı hareket ettirmek, uçuş mühendisi yerine pilotlar tarafından yönetilmez . Bu uzun vadeli bir süreçtir ve uçak süpersonik hareket ederken kaldırma kuvvetinin kıç tarafa kaymasıyla ve yavaşladıkça tekrar ileri doğru kaymasıyla ilgili olan uzun vadeli bir süreçtir. Kaldırma merkezinin kayması için aerodinamik bir çözüme başvurmak kabul edilemezdi:

Ses altı uçakta olduğu gibi aerodinamik yöntemlerle ayar yapmak mümkün değildir çünkü uçan kontrol yüzeylerinde herhangi bir sapma süpersonik seyir boyunca yapılabilir ve kabul edilemez sürüklenmeye neden olur ( Concorde Geçmişi).

Delta kanatları, varsayılan olarak kırpılabilir yatay dengeleyiciye (THS) ihtiyaç duymaz. yükseltiler CG'den çok geride ve sahayı kontrol edebiliyorlar. MiG-21 gibi kuyruğu olan az sayıda delta vardır, ancak bu bir savaşçı olduğu için manevra kabiliyetini arttırmak içindir.

59 kuyruksuz deltadan oluşan bir liste burada bulunabilir.

Dolayısıyla, araştırmacılar ve mühendisler delta kanadının Mach 2 rejiminde süpersonik uçuş için en iyi seçim olduğu sonucuna vardıklarında, THS'ye gerek kalmadı.

Varsayımsal olarak bir kuyruk düzlemi eklemek

Concorde'un ekonomik olması gerekiyordu (en azından kağıt üzerinde). Boyutlandırma aynı kalsaydı - ince 2 + 2 koltuktaki aynı sayıda yolcu - o zaman bir kuyruk düzleminin eklenmesi ana kanat alanını azaltabilirdi (bunun eklenen mekanik karmaşıklığın ağırlığını dengelediğini varsayalım). Ancak yakıt kapasitesi ve dolayısıyla menzil zarar görürdü. Artık Concorde artık okyanus ötesi bir uçak değil.

Aralık sabitlenmiş olsaydı, yük, ücreti önemli ölçüde yükselterek ( 1980'de bir Concorde bileti bugünün parasıyla 600 £ - \ $ 3.900 $) yükselecek ve satış ekibini iş haline getirecekti olduğundan çok daha zor (ses patlaması ve dumanlı motor endişeleri).

Because horizonal stabilators are there to balance the pitch moment from the main wing lift, which, in a conventional aircraft, (where the main wing center of pressure is behind the aircraft center of gravity), would cause the aircraft to pitch nose down. The horizontal stabilator at the tail creates a down force, which creates a nose-up pitching moment equal to the nose down pitch moment from the main wing. The down force at the tail is significantly less than the Lift from the main wing (but further away from the CG) so the moment is creates balances the Main Wing Moment. Realize that the above description is a simplification, as actually, all of the forces are actually pushing on each tiny little bit of surface area of the aircraft wings, fuselage, horizontal stablator, everywhere, and the description above is just an arbitrary way of splitting up the effects of all those tiny individual forces into a few major pieces, which are equivalent to what is really happening, so we can understand and talk about it all with some understanding.

On a Delta wing, without a horizontal stabilator, exactly the same thing is happening, but it is now the result of the distribution of all the tiny lift forces over the entire surface of the one single delta wing. Over most of the wing, except for near the trailing edge, the forces are pushing the aircraft up, nd because most of the wing is behind the CG, rotating the nose down. But the trailing edge of the wing is curved upwards slightly, so that far back from the CG, the forces on the wing are pushing the aircraft down with a smaller force, but much longer moment arm (further away from the CG, and this rotates the nose up by the proper amount to balance the nose down pitching moment from the rest of the forces forward on the wing.